JP5997440B2 - Secondary fuel nozzle without peg - Google Patents
Secondary fuel nozzle without peg Download PDFInfo
- Publication number
- JP5997440B2 JP5997440B2 JP2011275230A JP2011275230A JP5997440B2 JP 5997440 B2 JP5997440 B2 JP 5997440B2 JP 2011275230 A JP2011275230 A JP 2011275230A JP 2011275230 A JP2011275230 A JP 2011275230A JP 5997440 B2 JP5997440 B2 JP 5997440B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fuel
- nozzle
- injection manifold
- fuel injection
- unitary
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
- F02C7/222—Fuel flow conduits, e.g. manifolds
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
- F23D2900/00008—Burner assemblies with diffusion and premix modes, i.e. dual mode burners
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03343—Pilot burners operating in premixed mode
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
- Spray-Type Burners (AREA)
Description
本発明は、総括的にはガスタービンに関し、より具体的には、二次燃料ノズルを備えるガスタービン燃焼器に関する。 The present invention relates generally to gas turbines, and more specifically to a gas turbine combustor with a secondary fuel nozzle.
ガスタービン製造者は、望ましくない空気汚染エミッションを発生させずに高効率で作動させることになる新規ガスタービンを製作するための研究及びエンジニアリングプログラムを継続している。従来型の炭化水素燃料を燃焼させるガスタービンによって通常発生される主な空気汚染エミッションは、窒素酸化物、一酸化炭素及び未燃炭化水素である。空気吸入エンジン内での窒素分子の酸化は、燃焼システム反応ゾーン内における最大高温ガス温度に大きく依存していることが当技術分野では良く知られている。窒素酸化物(NOx)を形成する化学反応速度は、温度の指数関数である。燃焼チャンバ高温ガスの温度が十分に低レベルに制御される場合には、サーマルNOxは生成されないことになる。 Gas turbine manufacturers continue research and engineering programs to create new gas turbines that will operate at high efficiency without generating undesirable air pollution emissions. The main air pollution emissions normally generated by gas turbines that burn conventional hydrocarbon fuels are nitrogen oxides, carbon monoxide and unburned hydrocarbons. It is well known in the art that the oxidation of molecular nitrogen in an air intake engine is highly dependent on the maximum hot gas temperature in the combustion system reaction zone. The chemical reaction rate to form nitrogen oxides (NOx) is an exponential function of temperature. If the temperature of the combustion chamber hot gas is controlled to a sufficiently low level, thermal NOx will not be generated.
熱エンジン燃焼器の反応ゾーンの温度をサーマルNOxが形成されるレベル以下に制御する1つの好ましい方法は、燃焼に先立って燃料及び空気を希薄混合気に予混合することである。希薄予混合式燃焼器の反応ゾーン内に存在する過剰空気の熱質量は、熱を吸収しかつ燃焼生成物の温度上昇をサーマルNOxが形成されないレベルに低下させる。 One preferred method of controlling the temperature of the reaction zone of the heat engine combustor below the level at which thermal NOx is formed is to premix fuel and air into a lean mixture prior to combustion. The thermal mass of excess air present in the reaction zone of the lean premix combustor absorbs heat and reduces the temperature rise of the combustion products to a level where thermal NOx is not formed.
エミッション低減のための希薄予混合燃料噴射器は、一般に産業界で広く使用されているが、高出力工業用ガスタービンでは、20年以上にわたってその実施が減少してきている。そのような装置は、ガスタービン排出エミッション低減の分野において大きな進歩を遂げてきた。従来技術の拡散火炎バーナに比較して大きな又はそれ以上のオーダでの窒素酸化物(NOx)エミッションの低減が、蒸気又は水のような希釈物質の噴射を使用しない状態で達成されてきた。 Lean premixed fuel injectors for emission reduction are generally widely used in industry, but high power industrial gas turbines have been practiced less than 20 years ago. Such devices have made great progress in the field of reducing gas turbine emissions. Reduction of nitrogen oxide (NOx) emissions, on the order of greater or greater than prior art diffusion flame burners, has been achieved without the use of injection of diluent materials such as steam or water.
ガスタービンにおける燃焼器の一般的な構成は、その各々が一次燃焼チャンバ内に燃料を吐出する環状アレイの一次ノズル及び二次燃焼チャンバ内に燃料を吐出する中心二次ノズルを備えている。二次ノズルは、その吐出端部において、燃焼空気を燃料ノズル吐出部に供給する空気スワーラによって囲まれた軸方向燃料送給パイプを有する。多くの場合に、二次ノズルは、2つの燃料回路を備える2段(拡散及び予混合)ガス専用二次燃料ノズルとして作動する。このことにより、ノズルが予混合モード又は拡散モードで作動することが可能になる。各燃焼器の二次ノズルは、中心本体内に設置されかつそれを通して燃焼空気が二次ノズルからの燃料と混合するように導入されるスワーラが設けられたライナを貫通して延びる。二次ノズルは、上流一次燃焼チャンバ及び下流二次燃焼チャンバ間のスロート領域内に燃料を吐出するように構成される。燃料は、同心に配置された拡散及び予混合パイプを通して二次ノズルに供給される。 A typical configuration of a combustor in a gas turbine includes an annular array of primary nozzles each discharging fuel into the primary combustion chamber and a central secondary nozzle discharging fuel into the secondary combustion chamber. The secondary nozzle has an axial fuel feed pipe surrounded at its discharge end by an air swirler that supplies combustion air to the fuel nozzle discharge. In many cases, the secondary nozzle operates as a secondary fuel nozzle dedicated to a two-stage (diffusion and premixed) gas with two fuel circuits. This allows the nozzle to operate in premix mode or diffusion mode. The secondary nozzle of each combustor extends through a liner provided with a swirler located in the central body and through which combustion air is introduced to mix with fuel from the secondary nozzle. The secondary nozzle is configured to discharge fuel into a throat region between the upstream primary combustion chamber and the downstream secondary combustion chamber. Fuel is supplied to the secondary nozzle through concentrically arranged diffusion and premix pipes.
図1は、従来技術の二次燃料ノズル組立体5の予混合セクションを示している。予混合セクション10は、燃料ノズル本体20の外側壁17の外側表面16に固定されかつその各々がフィレット溶接部18を有する複数のペグ15を含む。複数のペグ15は、燃料ノズル本体から半径方向外向きにかつ離散位置において円周の周りに延びる。燃料ノズル壁17の半径方向内部には、複数の二次マニホルド25が設けられ、各マニホルドは、燃料ノズル壁17の内側表面19及び支持構造体22間で半径方向内向きに配置される。また、二次マニホルド25から半径方向内向きには、燃料チャンバ30が設けられており、この燃料チャンバ30は、二次燃料ノズル組立体の後方部分(図示せず)から燃料を供給することができる。二次マニホルド25は、その下方の燃料チャンバ30から燃料ノズル壁17及びペグ15を貫通して連通した半径方向通路26を含むことができる。半径方向通路26は、吐出通路27と連通しておりかつ燃料噴射孔28を通して燃料ノズル本体20の周りの予混合空間40に連通している。ペグ15は、空気流45の分布を妨げかつ燃料及び空気の不均一な半径方向及び円周方向混合を生じさせる。さらに、その寸法及び予混合空間40内へのその遠い到達距離に起因して、ペグ15は望ましくない圧力損失を引き起こす。
FIG. 1 shows a premixing section of a prior art secondary
従って、簡単でありかつ燃料−空気混合における制御の向上を発揮する二次燃料ノズルのための予混合装置を得る必要性が存在する。 Accordingly, there is a need to obtain a premixing device for a secondary fuel nozzle that is simple and exhibits improved control in fuel-air mixing.
本発明の第1の態様は、その周りの燃料−空気予混合空間内に下流方向燃焼空気流を供給するガスタービンの燃焼器における二次燃料ノズルを提供する。本二次燃料ノズルは、燃料供給源端部及び先端端部を備える細長いチューブ本体を含む。本ノズルはまた、下流方向燃焼空気流と燃料を予混合するための単体構造燃料噴射マニホルドを含む。燃料噴射マニホルドは、細長いチューブ本体内におけるほぼ環状形状の本体形状として形成されかつ燃料供給源端部及び先端端部間に配置される。燃料噴射マニホルドは、細長いチューブ本体の内部から該細長いチューブ本体の半径方向上方にかつ外部に半径方向に延びる。マニホルドは、細長いチューブ本体の外部の燃料−空気予混合空間内で細長いノズル本体の周りに円周方向全体に延びる。本二次燃料ノズルはまた、単体構造燃料噴射マニホルドに予混合燃料を供給する、細長いチューブ本体の燃料供給源端部から単体構造燃料噴射マニホルドまでの燃料通路を含む。複数の燃料チャネルが、細長いチューブ本体内における予混合燃料通路及び単体構造燃料噴射マニホルドの外側表面上における複数の燃料吐出出口間に予混合燃料のための流体連通をもたらす。予混合燃料のための燃料チャネルは、燃料噴射マニホルドの環状本体の周りに円周方向に構成される。 A first aspect of the present invention provides a secondary fuel nozzle in a combustor of a gas turbine that supplies a downstream combustion air flow into a surrounding fuel-air premixing space. The secondary fuel nozzle includes an elongated tube body with a fuel supply end and a tip end. The nozzle also includes a unitary fuel injection manifold for premixing the downstream combustion air stream and fuel. The fuel injection manifold is formed as a generally annular body shape within the elongated tube body and is disposed between the fuel source end and the tip end. The fuel injection manifold extends radially from the inside of the elongated tube body radially upward and outward of the elongated tube body. The manifold extends generally circumferentially around the elongated nozzle body in a fuel-air premix space outside the elongated tube body. The secondary fuel nozzle also includes a fuel passage from the fuel supply source end of the elongated tube body to the unitary fuel injection manifold that supplies premixed fuel to the unitary fuel injection manifold. A plurality of fuel channels provide fluid communication for the premixed fuel between a premixed fuel passage in the elongated tube body and a plurality of fuel discharge outlets on the outer surface of the unitary fuel injection manifold. A fuel channel for the premixed fuel is configured circumferentially around the annular body of the fuel injection manifold.
本発明の別の態様によると、タービン及び圧縮機を備えるガスタービン用の燃焼器を提供する。本燃焼器は、該燃焼器の軸方向中心線に沿って構成された二次燃料ノズル及び該二次燃料ノズルを囲む少なくとも1つの一次燃料ノズルを含む。バックプレートが、1つ又はそれ以上の燃料供給源を一次燃料ノズル及び二次燃料ノズルに供給する。本燃焼器は、圧縮機から一次燃料ノズル及び二次燃料ノズルに燃焼空気供給を行う。 According to another aspect of the invention, a combustor for a gas turbine comprising a turbine and a compressor is provided. The combustor includes a secondary fuel nozzle configured along an axial centerline of the combustor and at least one primary fuel nozzle surrounding the secondary fuel nozzle. A backplate supplies one or more fuel supplies to the primary fuel nozzle and the secondary fuel nozzle. The combustor supplies combustion air from the compressor to the primary fuel nozzle and the secondary fuel nozzle.
二次燃料ノズルは、対向する先端端部と共に燃料供給端部を有する細長いチューブ本体を含む。細長いチューブ本体は、同心チューブとして形成されて先端ノズルに及び先端スワーラに空気及び燃料を送給する複数の内部通路を含む。単体構造燃料噴射マニホルドが、燃料を下流方向燃焼空気流と予混合するために設けられる。燃料噴射マニホルドは、細長いチューブ本体内におけるほぼ環状本体形状として形成されかつ燃料供給源端部及び先端端部間に配置される。燃料噴射マニホルドは、細長いチューブ本体の内部から該細長いチューブ本体の外部の燃料−空気予混合空間内に半径方向上方にかつ円周方向全周の周りに半径方向に延びる。細長いチューブ本体の半径方向上方に配置された燃料噴射マニホルドの本体は、予混合空間内における燃焼空気のための空気力学的流線型外側表面を形成する。燃料噴射マニホルドの外側表面の軸方向端部は、細長いチューブ本体の半径方向外側表面に取付けるように半径方向に滑らかにテーパしている。 The secondary fuel nozzle includes an elongated tube body having a fuel supply end with an opposing tip end. The elongated tube body is formed as a concentric tube and includes a plurality of internal passages that deliver air and fuel to the tip nozzle and to the tip swirler. A unitary fuel injection manifold is provided for premixing the fuel with the downstream combustion air stream. The fuel injection manifold is formed as a generally annular body shape within the elongated tube body and is disposed between the fuel source end and the tip end. The fuel injection manifold extends radially from the inside of the elongate tube body into a fuel-air premixing space outside the elongate tube body and radially around the entire circumference. The body of the fuel injection manifold located radially above the elongated tube body forms an aerodynamic streamlined outer surface for the combustion air in the premix space. The axial end of the outer surface of the fuel injection manifold tapers smoothly in the radial direction for attachment to the radially outer surface of the elongated tube body.
細長いチューブ本体の燃料供給源端部から単体構造燃料噴射マニホルドの近傍までの燃料通路が、該燃料噴射マニホルドに予混合燃料を供給する。複数の燃料チャネルが、細長いチューブ本体内における予混合燃料通路及び単体構造燃料噴射マニホルドの外側表面上における複数の燃料吐出出口間に流体連通をもたらす。複数の燃料チャネルは、燃料噴射マニホルドの本体の周りに円周方向に配置される。 A fuel passage from a fuel supply source end of the elongated tube body to the vicinity of the unitary fuel injection manifold supplies premixed fuel to the fuel injection manifold. A plurality of fuel channels provide fluid communication between the premix fuel passages within the elongated tube body and the plurality of fuel discharge outlets on the outer surface of the unitary fuel injection manifold. The plurality of fuel channels are arranged circumferentially around the body of the fuel injection manifold.
簡潔に言えば、本発明のさらに別の態様によると、ガスタービンの燃焼器の二次燃料ノズルの予混合燃料のための燃料噴射マニホルドを提供する。本燃料噴射マニホルドは、ガスタービンの二次燃料ノズルにおけるノズルチューブのほぼ環状セグメントを形成した単体構造本体を含む。単体構造本体は、ノズルチューブ内に取付けられるようになった半径方向内側セクション及び該ノズルチューブの外側表面上で二次燃料ノズルの予混合空間内に延びるようになった空気力学的形状外側表面を有する半径方向隆起部分を含む。単体構造本体は、ノズルチューブ内から予混合燃料供給源が供給される。 Briefly, according to yet another aspect of the present invention, a fuel injection manifold for a premixed fuel in a secondary fuel nozzle of a gas turbine combustor is provided. The fuel injection manifold includes a unitary body that forms a generally annular segment of a nozzle tube in a secondary fuel nozzle of a gas turbine. The unitary body has a radially inner section adapted to be mounted within the nozzle tube and an aerodynamically shaped outer surface adapted to extend into the premixing space of the secondary fuel nozzle on the outer surface of the nozzle tube. Including a radially raised portion. The single structure main body is supplied with a premixed fuel supply source from within the nozzle tube.
単体構造本体内における複数の燃料チャネルが、ノズルチューブ内における燃料供給源から該ノズルチューブを半径方向に囲む予混合空間に開口した燃料吐出口まで予混合燃料のための流体連通通路を形成する。ノズルチューブを囲む予混合空間への1つ又はそれ以上の燃料吐出出口が、燃料チャネルの各々に対して設けられる。燃料吐出開口部は、予混合空間内における燃焼空気流との燃料の混合を高めるようになっている。 A plurality of fuel channels in the unitary body form a fluid communication passage for premixed fuel from a fuel supply source in the nozzle tube to a fuel outlet opening in a premixing space that radially surrounds the nozzle tube. One or more fuel discharge outlets to each of the fuel channels are provided to the premixing space surrounding the nozzle tube. The fuel discharge opening enhances the mixing of the fuel with the combustion air flow in the premixing space.
本発明のこれらの及びその他の特徴、態様並びに利点は、図面全体を通して同じ参照符号が同様の部品を表している添付図面を参照して以下の詳細な説明を読むことにより一層良好に理解されるようになるであろう。 These and other features, aspects and advantages of the present invention will be better understood when the following detailed description is read with reference to the accompanying drawings in which like reference characters represent like parts throughout the drawings, and wherein: It will be like that.
本発明の以下の実施形態は、ノズル本体の周りで燃料流内に遠くまで延びるペグを排除すること及びペグによって生じる空気流パターンに対する付随的障害物が燃焼空気流内に延びていない状態で燃料−空気混合にわたる向上した制御を実行することを含む多くの利点を有する。本発明の実施形態では、ノズル本体の燃料噴射マニホルド内に燃料噴射孔を組入れる。燃料噴射マニホルドは、ペグ並びにノズル本体及びペグ間における関連するフィレット溶接部を排除することによって簡単かつより堅牢なものにされる。本発明の構成(装置)はさらに、製作性、改造取付け性及び低コスト化を容易にする。 The following embodiments of the present invention eliminate fuel pegs that extend far into the fuel flow around the nozzle body and fuel with no additional obstacles to the air flow pattern created by the pegs extending into the combustion air flow. -Has many advantages including performing improved control over air mixing. In an embodiment of the present invention, fuel injection holes are incorporated into the fuel injection manifold of the nozzle body. The fuel injection manifold is made simpler and more robust by eliminating the pegs and associated fillet welds between the nozzle body and the pegs. The configuration (apparatus) of the present invention further facilitates manufacturability, remodelability, and cost reduction.
図2は、本発明の燃料噴射マニホルド130を備える二次燃料ノズル100の実施形態を示している。二次燃料ノズルは、ガスタービンの燃焼器に取付けるようになった設備を備えかつ細長いノズル本体120に燃料及び空気を供給する基部セクション105を含む。細長いノズル本体は、基部端部106及び先端端部107を含む。先端端部107は、中心燃料通路110によって供給されるノズル先端108及び該ノズル先端108における冷却空気のための空気通路111を含む。先端端部107はさらに、空気通路112からノズル先端108の半径方向外側に空気を取入れて、旋回燃料−空気混合気を下流に形成するようになった空気スワーラ115を含む。細長いノズル本体120の長さに沿って、予混合セクション150の空気ストリーム160内に燃料を噴射するようになった燃料噴射マニホルド130が設けられる。燃料噴射マニホルド130は、単体構造である。燃料噴射マニホルドの外側部分135は、細長いノズル本体120の外側壁119から空気力学的に外向き半径方向にかつ該細長いノズル本体の周りで円周方向に延びる。燃料噴射マニホルドの内側部分140は、細長いノズル本体内に半径方向に延びかつ下方の内側構造体により支持される。燃料噴射マニホルド130は、外側チューブ壁119及び第3のチューブ壁118の上流及び下流セクションに対して突合せ溶接することができる。
FIG. 2 illustrates an embodiment of a
図3は、細長いノズル本体の単体構造燃料噴射マニホルド130の実施形態における拡大断面斜視図を示している。図4は、細長いノズル本体の燃料噴射マニホルドセクションの実施形態の中央部を通る断面A−Aを示している。ノズル先端(図2)に燃料を供給する中心燃料通路110は、第1のチューブ壁116によって囲まれている。ノズル先端に空気を供給する第2の環状通路111は、第2のチューブ壁117によって囲まれている。燃料噴射マニホルド130に予混合燃料を供給する第3の環状通路155は、第3のチューブ壁118によって囲まれている。ノズルの先端端部においてスワーラ(図2)に空気を供給する第4の環状通路112は、外側壁119によって囲まれている。燃料噴射マニホルドは、環状リングとして形成される。環状リングは、外側壁119の外側表面112に対して半径方向に隆起した滑らかな空気力学的外部突出部135を含む。突出部135の軸方向端部は、隣接する外側壁119の外側表面122に向けて半径方向内向きに滑らかにテーパしている。単体構造燃料噴射マニホルド130の内部本体セクション140は、隣接する外側壁に対して内向き半径方向に延びる。燃料噴射マニホルドの円周方向四部円部165は、空気通路112の上流及び下流部分間で空気が流れるのを可能にする軸方向空気チャネル175を含む。四部円部165間において、半径方向燃料通路145は、予混合するための燃料を燃料通路155から燃料吐出出口146にかつマニホルドの外側表面147の外部の燃焼空気ストリーム160内に供給する。
FIG. 3 shows an enlarged cross-sectional perspective view of an embodiment of a unitary
環状支持要素123は、中心チューブセクション116の円周方向セクタにおいて半径方向外向きに延びて、第2のチューブ壁117に対する支持を行いかつ該第2のチューブ壁117からの分離をもたらすことができる。燃料マニホルドセクションを貫通する空気チャネルは、支持要素123間で円周方向に並びに中心壁116及び第2のチューブ壁117間で半径方向に配置される。空気チャネルは、空気通路111の上流及び下流部分を連結する。
The
支持リング170は、第2のチューブ壁117及び燃料噴射マニホルドの内部本体140の下側面124間で延びることができる。支持リング170は、燃料噴射マニホルドにおける内部本体140の下流側を半径方向に支持することができる。支持リング170はさらに、予混合燃料通路155のための端部壁127を構成するように機能させることができる。半径方向外側リング部169はさらに、燃料噴射マニホルドの内部本体140の下流端部のための安定座部を構成することができる。
The
図5は、下流側で切取った燃料噴射マニホルド130の実施形態の端部斜視図を示している。隆起外部部分135は、複数の燃料吐出出口146(スロットとして示す)を含むことができる。この実施例では、4つの燃料吐出出口146を示している。燃料噴射マニホルドの下流端部は、それを貫通して燃料吐出チャネル(図示せず)が燃料吐出出口146に燃料を供給する内側マニホルド本体140を含む。空気通路175が、燃料噴射マニホルドを貫通して設けられて細長いノズル本体の先端端部においてスワーラ(図2)に空気を供給する。
FIG. 5 shows an end perspective view of an embodiment of the
図6は、支持リング170を備える燃料噴射器マニホルド130の下流側切断接合部を示している。支持リング170は、第2のチューブ壁117及び内部マニホルド部140の下側面間で延びて、内側マニホルド本体140の下側面に対する支持を与えかつマニホルド燃料噴射通路145(図4)に供給する燃料通路155(図3)のための端部壁127を構成することができる。
FIG. 6 shows the downstream cut joint of the
本発明のマニホルド本体の多くの実施形態は、その内部における内部燃料流及び空気流の異なる組合せ及びタイプの状態で細長いノズル本体内で燃料予混合するようにすることができかつそのような代替構成も本発明の技術的範囲内にあると考えられることを理解されたい。 Many embodiments of the manifold body of the present invention can be adapted to pre-mix fuel within an elongated nozzle body with different combinations and types of internal fuel flow and air flow therein, and such alternative configurations Should be understood to be within the scope of the present invention.
図7は、内側二次燃料ノズル構成要素がない状態での燃料噴射マニホルド130の端部斜視図を示している。この場合、燃料噴射マニホルドの外部本体135は、細長いノズル本体(図示せず)の周りにおける燃焼空気流160との干渉を減少させるようになった滑らかな外部表面147を含むことを見ることができる。燃料噴射マニホルドの内部本体セクション140には、細長いノズル本体の上流端部から先端端部スワーラ(図2)までの通路112内の空気に対する流体連通を可能にする空気通路175が分散配置される。燃料噴射出口146は、内部本体セクション140を有する位置においてマニホルドの周りに円周方向に配置される。
FIG. 7 shows an end perspective view of the
図8は、燃焼空気流160に対して垂直な矩形スロット172を備える燃料噴射装置を示している。図9は、燃焼空気流に対して30°逆方向吐出角度を含む矩形スロット173を備える燃料噴射装置を示している。図10は、燃焼空気流160に対して30°順方向吐出角度177を含む矩形スロット174を備える燃料噴射装置を示している。これらの装置は、燃焼空気流に対する異なる形状の開口部、開口部の数及び吐出燃料の方向を備えることができることを理解されたい。燃料ノズル本体にはまた、円周方向に分散配置された様々な数の二次マニホルド内部本体要素140及び空気通路175を設けることができることも理解されたい。
FIG. 8 shows a fuel injector with a
二次マニホルドセグメントからの燃料噴射開口部の寸法、形状及び配向並びに円周方向分散配置二次マニホルドセグメントの数は、半径方向及び円周方向燃料−空気混合に影響を与えることになる。図7〜図10の様々な装置(構成)の性能は、等量、ファイ(phi)(1/等量比)の半径方向プロフィール及び非混在性(unmixedness)に関してペグ構成の基準性能に対して有利に比較することができる。 The size, shape and orientation of the fuel injection openings from the secondary manifold segment and the number of circumferentially distributed secondary manifold segments will affect the radial and circumferential fuel-air mixing. The performance of the various devices (configurations) of FIGS. 7-10 is relative to the baseline performance of the peg configuration with respect to equivalence, phi (1 / equal ratio) radial profile and unmixedness. An advantageous comparison can be made.
図11は、二次燃料ノズル100における本発明の燃料噴射マニホルド130を使用することができるガスタービン用の燃焼器200を示している。燃焼のための二次燃料ノズル100における本発明の燃料噴射マニホルド130によってもたらされた燃料予混合の強化により、燃焼器性能の向上及びエミッションの低減が得られる。この場合、燃焼器200は、燃焼器壁215内にライナ210を含む。燃焼器は、一次燃焼チャンバ217、及び該一次燃焼チャンバ215に隣接しかつその下流に配置されまたベンチュリ225によって分離された二次燃焼チャンバ220を含む。少なくとも1つの一次燃料ノズル230は、燃焼器中心線245の周りで半径方向に配置されて一次燃焼チャンバ217に燃料を送給する。二次燃料ノズル100は、少なくとも1つの一次燃料ノズル230によって取囲まれた中心線245に沿って配置しかつ二次燃焼チャンバ220に向けて燃料を噴射するように配置することができる。燃焼空気240は、圧縮機(図示せず)から供給されかつ流れライナ210の外部で流れスリーブ211内を流れて、少なくとも1つの一次燃料ノズル230及び二次燃料ノズル100に空気を供給する。一次燃料ノズル230及び二次燃料ノズル100は、バックプレート250を貫通して1つ又はそれ以上の燃料供給源231、101から燃料を受ける。燃料噴射マニホルドセクションを切断した状態で示す二次燃料ノズル100は、中心燃料通路111を通して第1の燃料供給源をノズル先端108に受けることができる。図3で前に示したように、ノズル先端はまた、二次燃料ノズルの内部から冷却空気流を受ける。ノズル先端108の円周方向外部のスワーラ115は、二次燃料ノズル内から流れる空気を旋回させて、ノズル先端において燃料及び空気の混合を促進させることができる。環状燃料噴射器マニホルド130は、二次燃料ノズルの内部に予混合燃料を受けかつ該予混合燃料を予混合空間180の燃焼空気流160内に噴射する。予混合空間180内への燃料噴射器マニホルド130の低い半径方向突出部及び空気力学的外側表面は、予混合空間180内における圧力損失を最小にする。燃料噴射器マニホルド130の外側表面上における燃料吐出開口部は、予混合空間180内における混合を促進するような形状、寸法、配向及び数にすることができる。下流スワーラ185は、予混合空間180の吐出部に配置して予混合燃料−空気をノズル先端108からの燃料−空気混合気とさらに混合することができる。
FIG. 11 shows a
本明細書では様々な実施形態を説明しているが、本明細書において様々な要素の組合せ、変更又は改良を行うことができ、かつそれらは本発明の技術的範囲内にあることは本明細書から明らかであろう。 Although various embodiments have been described herein, it is to be understood that various combinations, modifications or improvements of various elements may be made herein and that they are within the scope of the present invention. It will be clear from the book.
5 従来技術の二次燃料ノズル組立体
10 予混合セクション
15 ペグ
16 外側表面
17 燃料ノズル壁
18 フィレット溶接部
19 内側表面
20 燃料ノズル本体
22 支持構造体
25 二次マニホルド
26 半径方向通路
27 吐出通路
28 燃料噴射孔
30 燃料チャンバ
40 予混合空間
45 空気流
100 二次燃料ノズル
101 燃料供給源
105 基部セクション
106 基部端部
107 先端端部
108 ノズル先端
110 中心燃料通路
111 空気通路
112 空気通路
115 空気スワーラ
116 第1のチューブ壁
117 第2のチューブ壁
118 第3のチューブ壁
119 外側壁
120 細長いノズル本体
122 外側表面
123 環状支持要素
124 下側面
127 端部壁
130 燃料噴射マニホルド
131 燃料供給源
135 外側部分(燃料噴射マニホルドの)
140 内側部分(燃料噴射マニホルドの)
145 燃料噴射通路
146 燃料噴射出口
147 マニホルド外側表面
150 予混合セクション
155 第3の環状通路
160 燃焼空気流
165 円周方向四部円部
169 半径方向外側リング部分
170 支持リング
172 矩形スロット
173 矩形スロット
174 矩形スロット
175 軸方向空気通路
176 30°逆方向吐出角度
177 30°順方向吐出角度
180 予混合空間
185 下流スワーラ
200 燃焼器
210 ライナ
211 流れスリーブ
215 燃焼器壁
217 一次燃焼チャンバ
220 二次燃焼チャンバ
225 ベンチュリ
230 一次燃料ノズル
231 燃料供給源
240 燃焼空気
245 燃焼器中心線
250 バックプレート
5 prior art secondary
140 Inner part (of fuel injection manifold)
145
Claims (19)
燃料供給源端部及び先端端部を備える細長いチューブ本体と、
前記下流方向燃焼空気流と燃料を予混合するための単体構造燃料噴射マニホルドであって、該単体構造燃料噴射マニホルドが、前記細長いチューブ本体内のほぼ環状の本体形状のものであって前記燃料供給源端部と先端端部の間に配置されているとともに、前記細長いチューブ本体の円周方向全周にわたって前記細長いチューブ本体の内部から半径方向上方に前記細長いチューブ本体の外部の燃料−空気予混合空間内に半径方向に延びる、単体構造燃料噴射マニホルドと、
前記単体構造燃料噴射マニホルドに予混合燃料を供給する燃料通路であって、前記細長いチューブ本体の燃料供給源端部から前記単体構造燃料噴射マニホルドの近傍までの燃料通路と、
前記細長いチューブ本体内の前記予混合燃料通路と前記単体構造燃料噴射マニホルドの外側表面上の複数の燃料吐出出口との間に流体連通をもたらして前記予混合燃料を流体連通させるための複数の燃料チャネルであって、前記燃料噴射マニホルドの本体の周りに円周方向に配置される複数の燃料チャネルと
を含む、二次燃料ノズル。 A secondary fuel nozzle in a combustor of a gas turbine supplying a downstream combustion air flow into a surrounding fuel-air premixing space,
An elongated tube body comprising a fuel source end and a tip end;
A said downstream combustion air flow and the fuel unitary construction fuel injection manifold for premixing, the unit structure fuel injection manifold, the fuel comprising from approximately that of the ring-shaped body shape of the elongated tube body together is disposed between the source end and a distal end, inside or al radially above the elongate tube body outside of the fuel of the elongated tube body over the circumferential entire periphery of the elongate tube body - air extending a semi-radial direction into the premixing space, the unitary fuel injection manifold,
A fuel passage for supplying premixed fuel to the unitary fuel injection manifold, from a fuel supply source end of the elongated tube body to the vicinity of the unitary fuel injection manifold;
A plurality of fuel for fluid communication the premixed fuel resulting in fluid communication between the plurality of fuel discharge outlet on the outer surface of the unitary fuel injection manifold and the premix fuel passage of the elongated tube within the body a channel, a plurality of fuel channels arranged circumferentially around the body of the fuel injection manifold
Including a secondary fuel nozzle.
前記通路の少なくとも1つが燃料を供給しかつ該通路の少なくとも1つが該ノズルの燃料端部から該ノズルの先端端部に空気を供給し、また
前記単体構造燃料噴射マニホルドが、前記燃料及び空気の少なくとも1つが該ノズルの先端に流れるのを可能にする複数の軸方向内部チャネルを前記環状本体内に含む、
請求項1記載の二次燃料ノズル。 A plurality of passages provided in the secondary fuel nozzle body and concentric with the unitary fuel injection manifold;
At least one of the passages supplies fuel and at least one of the passages supplies air from the fuel end of the nozzle to the tip end of the nozzle, and the unitary fuel injection manifold includes the fuel and air Including a plurality of axially internal channels in the annular body that allow at least one to flow to the tip of the nozzle;
The secondary fuel nozzle according to claim 1.
前記燃焼器の軸方向中心線に沿って構成された二次燃料ノズルと、
前記二次燃料ノズルを囲む少なくとも1つの一次燃料ノズルと、
少なくとも1つの燃料供給源を前記少なくとも1つの一次燃料ノズル及び二次燃料ノズルに供給するバックプレートと、
前記少なくとも1つの一次燃料ノズル及び前記二次燃料ノズルに供給される、前記圧縮機からの燃焼空気供給と、
を含み、前記二次燃料ノズルが、
対向する先端端部と共に燃料供給端部を有しかつ先端ノズルに及び先端スワーラに空気及び燃料を送給する複数の内部通路を複数の同心チューブ内に備える細長いチューブ本体と、
前記下流方向燃焼空気流と燃料を予混合するための単体構造燃料噴射マニホルドであって、該単体構造燃料噴射マニホルドが、前記細長いチューブ本体内のほぼ環状の本体形状のものであって前記燃料供給源端部と先端端部の間に配置されているとともに、前記細長いチューブ本体の円周方向全周にわたって前記細長いチューブ本体の内部から半径方向上方に前記細長いチューブ本体の外部の燃料−空気予混合空間内に半径方向に延びていて、前記細長いチューブ本体の半径方向上方に前記予混合空間内における燃焼空気のための空気力学的流線型外側表面を形成し、またその外側表面の軸方向端部が前記細長いチューブ本体の半径方向外側表面に取付けるように滑らかにテーパしている、単体構造燃料噴射マニホルドと、
前記単体構造燃料噴射マニホルドに予混合燃料を供給する燃料通路であって、前記細長いチューブ本体の燃料供給源端部から前記単体構造燃料噴射マニホルドの近傍までの燃料通路と、
前記細長いチューブ本体内の前記予混合燃料通路と前記単体構造燃料噴射マニホルドの外側表面上の複数の燃料吐出出口との間に流体連通をもたらして前記予混合燃料を流体連通させるための複数の燃料チャネルであって、前記燃料噴射マニホルドの本体の周りに円周方向に配置される複数の燃料チャネルと
を含む、燃焼器。 A gas turn combustor comprising a turbine and a compressor,
A secondary fuel nozzle configured along an axial centerline of the combustor;
At least one primary fuel nozzle surrounding the secondary fuel nozzle;
A back plate for supplying at least one fuel source to the at least one primary fuel nozzle and secondary fuel nozzle;
Combustion air supply from the compressor supplied to the at least one primary fuel nozzle and the secondary fuel nozzle;
The secondary fuel nozzle comprises:
An elongated tube body having a fuel supply end with opposed tip ends and having a plurality of internal passages in a plurality of concentric tubes for delivering air and fuel to the tip nozzle and tip swirler;
A said downstream combustion air flow and the fuel unitary construction fuel injection manifold for premixing, the unit structure fuel injection manifold, the fuel comprising from approximately that of the ring-shaped body shape of the elongated tube body together is disposed between the source end and a distal end, inside or al radially above the elongate tube body outside of the fuel of the elongated tube body over the circumferential entire periphery of the elongate tube body - air the premixing space extend in the radius direction, the axial direction of the aerodynamic streamlined outer surface to form, and its outer surface for combustion air in the premixing space in the radial direction above the elongated tube body A unitary fuel injection manifold having an end smoothly tapered to attach to a radially outer surface of the elongated tube body;
A fuel passage for supplying premixed fuel to the unitary fuel injection manifold, from a fuel supply source end of the elongated tube body to the vicinity of the unitary fuel injection manifold;
A plurality of fuel for fluid communication the premixed fuel resulting in fluid communication between the plurality of fuel discharge outlet on the outer surface of the unitary fuel injection manifold and the premix fuel passage of the elongated tube within the body a channel includes a <br/> a plurality of fuel channels arranged circumferentially around the body of the fuel injection manifold, the combustor.
前記予混合燃料吐出出口の寸法、形状、数及び方向角度が、前記予混合空間内における燃料−空気混合気の均一化を促進させる、
請求項9記載の燃焼器。 A fuel outlet of the fuel injection manifold is disposed circumferentially around the annular fuel injection manifold;
The size, shape, number and direction angle of the premix fuel discharge outlet facilitates the homogenization of the fuel-air mixture in the premix space.
The combustor according to claim 9.
ガスタービンの二次燃料ノズルのノズルチューブのほぼ環状セグメントを形成する単体構造本体であって、該単体構造本体が、前記ノズルチューブ内に取付けるための半径方向内側セクションと、前記ノズルチューブの外側表面上で前記二次燃料ノズルの予混合空間内に延びる空気力学的形状外側表面を有する半径方向隆起部分とを備えていて、前記ノズルチューブ内から予混合燃料供給源が供給される単体構造本体と、
前記単体構造本体内における複数の燃料チャネルであって、前記ノズルチューブ内の前記燃料供給源から前記ノズルチューブを半径方向に囲む前記予混合空間に開口した燃料吐出口までの前記予混合燃料のための流体連通通路を形成する複数の燃料チャネルと、
前記複数の燃料チャネルの各々における前記ノズルチューブを囲む該予混合空間への少なくとも1つの燃料吐出出口であって、前記予混合空間内に位置する燃焼空気流と前記燃料との混合を促進するように構成された燃料吐出出口と
を備える燃料噴射マニホルド。 A fuel injection manifold for premixed fuel in a secondary fuel nozzle of a gas turbine combustor comprising:
A unitary body to form a substantially annular segment of the nozzle tube of the secondary fuel nozzle of a gas turbine, the unit structure body includes a radially inner section of the mounting order in the nozzle tube, the outside of the nozzle tube comprise a radially raised portion having air dynamic shape outer surface Ru extending into the premixing space of the secondary fuel nozzle on the surface, simple substance premixed fuel supply source is supplied from within the nozzle tube A structure body;
A plurality of fuel channels in the unitary body, for the premixed fuel from the fuel supply source in the nozzle tube to the fuel discharge port that opens into the premixing space surrounding the nozzle tube in the radial direction A plurality of fuel channels forming a fluid communication passage of
And at least one fuel discharge outlet of the previous SL plurality of surrounding the nozzle tube in each of the fuel channel premixing space, to promote mixing between the fuel and the combustion air stream positioned in the premixing space A fuel injection manifold comprising a fuel discharge outlet configured as described above .
The fuel discharge outlet from each fuel injection passage to the premixing space has at least one slot for discharging into the airflow in the premixing space at at least one angle in a forward direction and a reverse direction with respect to the airflow. The fuel injection manifold of claim 14, comprising:
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US12/971,312 | 2010-12-17 | ||
US12/971,312 US8661825B2 (en) | 2010-12-17 | 2010-12-17 | Pegless secondary fuel nozzle including a unitary fuel injection manifold |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2012132673A JP2012132673A (en) | 2012-07-12 |
JP5997440B2 true JP5997440B2 (en) | 2016-09-28 |
Family
ID=46177653
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2011275230A Expired - Fee Related JP5997440B2 (en) | 2010-12-17 | 2011-12-16 | Secondary fuel nozzle without peg |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8661825B2 (en) |
JP (1) | JP5997440B2 (en) |
CN (1) | CN102588973B (en) |
DE (1) | DE102011056542A1 (en) |
FR (1) | FR2969253A1 (en) |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3036482B1 (en) * | 2013-08-20 | 2020-10-21 | United Technologies Corporation | Dual fuel nozzle system and apparatus |
GB201401581D0 (en) * | 2014-01-30 | 2014-03-19 | Rolls Royce Plc | A fuel manifold and fuel injector arrangement |
CN106402934A (en) * | 2016-11-21 | 2017-02-15 | 深圳智慧能源技术有限公司 | Gas turbine combustion chamber and nozzle thereof |
CN108731029B (en) * | 2017-04-25 | 2021-10-29 | 帕克-汉尼芬公司 | Jet fuel nozzle |
US11287128B2 (en) | 2019-01-03 | 2022-03-29 | Carrier Corporation | Inward fired low NOX premix burner |
WO2021261431A1 (en) * | 2020-06-26 | 2021-12-30 | 三菱パワー株式会社 | Fuel injection device, combustor equipped with fuel injection device, and gas turbine equipped with combustor |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5193346A (en) | 1986-11-25 | 1993-03-16 | General Electric Company | Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler |
DE59000422D1 (en) * | 1989-04-20 | 1992-12-10 | Asea Brown Boveri | COMBUSTION CHAMBER ARRANGEMENT. |
US5199265A (en) | 1991-04-03 | 1993-04-06 | General Electric Company | Two stage (premixed/diffusion) gas only secondary fuel nozzle |
US5477685A (en) * | 1993-11-12 | 1995-12-26 | The Regents Of The University Of California | Lean burn injector for gas turbine combustor |
US5444982A (en) * | 1994-01-12 | 1995-08-29 | General Electric Company | Cyclonic prechamber with a centerbody |
JP4683787B2 (en) * | 2001-03-09 | 2011-05-18 | 大阪瓦斯株式会社 | Burner device and gas turbine engine |
US6898937B2 (en) * | 2002-07-15 | 2005-05-31 | Power Systems Mfg., Llc | Gas only fin mixer secondary fuel nozzle |
US6675581B1 (en) | 2002-07-15 | 2004-01-13 | Power Systems Mfg, Llc | Fully premixed secondary fuel nozzle |
US6813890B2 (en) * | 2002-12-20 | 2004-11-09 | Power Systems Mfg. Llc. | Fully premixed pilotless secondary fuel nozzle |
US6837052B2 (en) * | 2003-03-14 | 2005-01-04 | Power Systems Mfg, Llc | Advanced fuel nozzle design with improved premixing |
US8062027B2 (en) * | 2005-08-11 | 2011-11-22 | Elster Gmbh | Industrial burner and method for operating an industrial burner |
US7677472B2 (en) * | 2005-12-08 | 2010-03-16 | General Electric Company | Drilled and integrated secondary fuel nozzle and manufacturing method |
US7854121B2 (en) * | 2005-12-12 | 2010-12-21 | General Electric Company | Independent pilot fuel control in secondary fuel nozzle |
US8113001B2 (en) * | 2008-09-30 | 2012-02-14 | General Electric Company | Tubular fuel injector for secondary fuel nozzle |
US20100192582A1 (en) * | 2009-02-04 | 2010-08-05 | Robert Bland | Combustor nozzle |
US20100205970A1 (en) * | 2009-02-19 | 2010-08-19 | General Electric Company | Systems, Methods, and Apparatus Providing a Secondary Fuel Nozzle Assembly |
US8079218B2 (en) * | 2009-05-21 | 2011-12-20 | General Electric Company | Method and apparatus for combustor nozzle with flameholding protection |
US8474265B2 (en) * | 2009-07-29 | 2013-07-02 | General Electric Company | Fuel nozzle for a turbine combustor, and methods of forming same |
US20110131998A1 (en) * | 2009-12-08 | 2011-06-09 | Vaibhav Nadkarni | Fuel injection in secondary fuel nozzle |
US8677760B2 (en) * | 2010-01-06 | 2014-03-25 | General Electric Company | Fuel nozzle with integrated passages and method of operation |
-
2010
- 2010-12-17 US US12/971,312 patent/US8661825B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2011
- 2011-12-16 DE DE102011056542A patent/DE102011056542A1/en not_active Withdrawn
- 2011-12-16 FR FR1161846A patent/FR2969253A1/en not_active Withdrawn
- 2011-12-16 JP JP2011275230A patent/JP5997440B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-12-16 CN CN201110463204.5A patent/CN102588973B/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE102011056542A1 (en) | 2012-06-21 |
CN102588973A (en) | 2012-07-18 |
JP2012132673A (en) | 2012-07-12 |
US8661825B2 (en) | 2014-03-04 |
US20120151927A1 (en) | 2012-06-21 |
FR2969253A1 (en) | 2012-06-22 |
CN102588973B (en) | 2016-03-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5528756B2 (en) | Tubular fuel injector for secondary fuel nozzle | |
JP4744953B2 (en) | Multi-venturi tube fuel injector for gas turbine combustor | |
JP4797079B2 (en) | Gas turbine combustor | |
US8113000B2 (en) | Flashback resistant pre-mixer assembly | |
US7065972B2 (en) | Fuel-air mixing apparatus for reducing gas turbine combustor exhaust emissions | |
US6092363A (en) | Low Nox combustor having dual fuel injection system | |
JP5557521B2 (en) | Premixed direct injection disc | |
JP2928125B2 (en) | Method of operating a gas turbine device and method of reducing combustion instability in a low NOx gas turbine device | |
US10502426B2 (en) | Dual fuel injectors and methods of use in gas turbine combustor | |
US6837052B2 (en) | Advanced fuel nozzle design with improved premixing | |
US20090056336A1 (en) | Gas turbine premixer with radially staged flow passages and method for mixing air and gas in a gas turbine | |
US9557050B2 (en) | Fuel nozzle and assembly and gas turbine comprising the same | |
JP5997440B2 (en) | Secondary fuel nozzle without peg | |
US7024861B2 (en) | Fully premixed pilotless secondary fuel nozzle with improved tip cooling | |
JP2006112776A (en) | Low-cost dual-fuel combustor and related method | |
US20040123597A1 (en) | Secondary fuel nozzle with readily customizable pilot fuel flow rate | |
JP2011122814A (en) | Fuel injection in secondary fuel nozzle | |
JP2009192214A (en) | Fuel nozzle for gas turbine engine and method for fabricating the same | |
CN111630320B (en) | Burner device and multi-tube once-through boiler device | |
US20230408097A1 (en) | Multitube pilot injector having a flame anchor for a gas tubine engine | |
US6813890B2 (en) | Fully premixed pilotless secondary fuel nozzle | |
JP2014105886A (en) | Combustor | |
JP2018009567A (en) | Multi-tube late lean injector | |
CN210425014U (en) | Burner with a burner head | |
JP4040156B2 (en) | Low NOx combustor with dual fuel injector |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20141211 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20151112 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20151124 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20160224 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20160802 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20160826 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 5997440 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |